第2篇：国际合作团队
第一个 3 国联合工程队是由“阵风”的 3 个合作公司 AIT（现为阿莱尼亚公司）、英国宇航公司 BAe 和 MBB 公司（现为 DASA 公司）于 1979 年 9 月组成的。而各家公司最初仍在作战性能上强调的重点不同，例如，德国强调一种简单的空战战斗机，英国要求重在对地攻击性能，研究得出ECF（European Combat Fighter），以 MBB 公司推荐的 TKF 为基础，采用三角翼鸭式布局和机腹进气道。联合研究后，各国又分开进行工作，英国宇航公司研究了 P110，而 MBB 公司继续研究 TKF。
ECF 三面图 BAe 的 P.110 全尺寸模型 MBB 提出的 TKF90 轻型战斗机想象图 1980 年到 1981 年尽力把法国拉进该项目开始研究 ECA（European Combat Aircraft），最后没有得出结果构形图，却保留了三角翼鸭式布局，法国也喜欢这种布局。
ECA 模型 虽然取得了相对高度的技术一致，法国方面却克服不了ZZ上的障碍，主要因为法国要求建立一种由法国管理的方案，而其它国家都不接受。
这次合作失败后，原 3 家“狂风”合作公司重新于 1982 年合作，提出了 ACA（Agile Combat Aircraft）方案。该方案的特点是：曲折前缘三角翼，带一个长距离耦合前翼、机腹进气道和两个垂尾。
BAe 的 ACA 全尺寸模型 此时英国航宇公司 BAe 及时放弃了一些应用于 P110 研究中的战斗轰炸机特性，如短距离耦合前翼，侧边进气道和较高的翼载。
这里值得提及的是，方案中 MBB 公司坚持一种矢量喷管选型。但是由于政府不支持，MBB 公司只得退出 ACA 方案而 BAe 和 AIT 继续干他们的 EAP（Experimental Aircraft Programme）。为了节省时间和费用，EAP借用了“狂风”的单垂尾，而不是原先计划的双垂尾。EAP 于 1986 年首飞，对欧洲战斗机方案起到了极大作用。
采用“狂风”垂尾的 EAP 验证机 回溯 1983 年，法、德、意、英及西班牙 5 国空军聚会协调其要求。同年 11 月，他们通过了“欧洲集团目标纲要（OEST）”，是 1984 年形成的“欧洲集团目标”的基础。同年，5 国开始进行首次工业研究包括新发动机的概念性研究。1985 年 8 月完成了该研究，当时 4 国支持一种方案，即 EFA，欧洲战斗机。而法国喜欢以 ACX 为基准的布局。
1983 年，OEST 效果图 ACX 是法国国内项目，后成为“阵风”。这样，5 国合作项目再度夭折，由于出现了与 ECA 研究中相同的问题，即法国没能领导项目组织。另一个原因是他们觉得，如果自已干会取得更好的出口机会和利益。
1985 年 8 月，达成著名的“都灵协议”，德、意和英国的航空军械处处长同意进行一种 9.75 吨、翼面积 50m²，每台发动机推力为 90kN 的制空战斗机的概念性研究。法国退出后，西班牙仍未确定是否加入。焦急地等了几周后，我们欣喜地从报上得知：西班牙政府总理菲利普·冈萨雷斯访问中 国并在会见中透露他们决定加入 EFA 项目。
1985 年，EFA 效果图 台风战斗机最终外形三面图 外形的细化和确定
都灵协议后几年做了许多研究和权衡工作并于 1988 年初确定了 EF2000 的外形。严格的质量限制与所有其它性能要求一起使 4 家公司不得不与客户紧密联系，评估基本的和详细的设计特点。这里仅给出一些情况，以下列出的每种情况的前者是最后的选择。
翼面、前缘为直线或曲线；
密封装置缝翼或前缘襟翼；
机翼安装起落架或机身安装起落架；
单垂尾或双垂尾（1985 年前已作了基础研究）；
固定垂尾或全动垂尾；
两侧进气道或机头进气道；
曲线形或梯形进气道；
发动机喷管，收敛发散形或收敛形喷管；
减速板位置：机身上部（驾驶舱后），翼下、后机身、翼尖吊舱装置；
雷达罩形状：圆形或椭圆形。
研究中包括以下方面的细节优化：
机翼襟翼形状，尺寸和襟翼内外侧展向分开的位置优化以获得良好的气动控制并使有关机翼气动弹性变形的襟翼铰链力矩最小。
翼身连接、机翼弯度、发动机/后机身倾斜，以获得最佳零俯仰力矩。
发动机循环比较评定。
有时，这些研究非常乏味，因为存在大量相互作用的界面和整体的复杂性，这是整体优化“综合”设计的典型特点。如果一种特性改变，许多其它区域会受影响，需要丰富的经验区分重要的和不重要的因素，在时间和费用的约束下有效地获得最佳方法。
在项目以后的进展过程中，有几次对基本方案提出了疑问，我们还是确信外形选择和设计是良好的，有竞争力的，而且 4 家公司所做的工作是值得的。现在的飞行测试结果表明：它已经满足甚至超过了我们开始对飞机操纵性和性能的预测。
台风 DA1 原型机 结构与材料
EFA 的结构设计要以尽可能小的质量满足设计要求。设计提供了足够大的静强度和疲劳寿命，满足飞机飞行 6000h 的寿命中由诸如机动，地面操纵和环境效应等产生的静载荷和动载荷。设计中进行了飞机结构刚度和质量的优化，确保了气弹稳定性（包括颤振和与 FCS 的结构耦合）。另外，设计提供了防止环境影响（如鸟撞、腐蚀、雷击）的保护措施并使战斗毁坏后的结构快速修复。
低质量设计法也可利用 FCS（飞行控制系统）和其它飞机系统进行“无忧虑”操纵飞机，保证控制任何可能的过度操纵。这样，对于由飞机系统控制的过载运动来说，可能使最大安全系数从 1.5 降到 1.4。飞机的疲劳设计可采用结构模型性能方面的重大改进，结果 3 倍于飞机寿命的安全系数代替了“狂风”的 4 倍于飞机寿命的安全系数。这种方法已在多数飞机疲劳测试中（MAFT）得以证实，这已表明：研究中在同一点上获得了比“狂风”飞机更为成熟的技术。
设计中最大强度/质量比高的现代材料使全机质量最小、机身机翼和垂尾外部蒙皮大多采用碳纤维复合材料（CFC）固态压板或蜂窝夹心板。根据 EAP 项目中获得的经验，机翼蒙皮的粘接可减小重量，减小费用、缩短生产时间，前翼和外侧襟翼是由超塑成形（SPF）钛材料制成的，获得了质量轻、结构完整的结构。另外，应用这种材料具有良好的抗冲击性和抵抗由导弹喷流引起的高温性能。
起初，设计中计划使用大量的铝理合金，这种合金可以进行超塑成形（SPF），刚度/质量比大。但是，后来证明这些材料板不能耐受冲击力，所以现在大多从设计中取消。
结果，研制项目〔即接近完成结构试验项目）已表明欧洲战斗机项目已获得最小质量，满足了结构要求并为飞机的生产奠定了坚实的基础。
-待续-
视频资料，来自EUROFIGHTER 2000官方网站 NOTHING COME CLOSE
[ 本帖最后由 hohohoo 于 2009-10-16 11:02 编辑 ] | 
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发表于 2009-10-15 09:53
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